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3, 4353發動機的三個不同發展階段的加速任務試車循環
"裝于 6 13轟炸機的 4353發動機加速任務試車 1 789:。該試車分 .55個循環，每個循環 /+&%，總計 0;+<，相當于帶有裕度的 0555<壽命。
•35=/•
 
為估計 ""發動機在 一 "上使用的耐久性而設計了加速任務試車一 %&’"，它克服了 %&’(試車中熱循環不足的缺點，將熱循環數增至試車 ))次 *+。
為了模擬 一 ",戰斗機綜合任務，設計了加速任務試車 %&’，它由 ,個不同循環組成：空戰、空對地、性能檢驗飛行、地面試驗“ %”、地面試驗“-”和高循環疲勞試驗。所示。循環中刪除了部分功率的運轉時間，對于部分功率下發動機頻率敏感的零件未得到充分的試驗，因此要對這些零件做附加高頻疲勞試車。
).“/”循環 /& 01,發動機的核心機與 ""相同，它采用的等效加速試車標準循環為“ /”循環，包括慢車、突然增加至最大、巡航、著陸、反推力和慢車。
2.苛刻度分析
""和 /& 01,均采用一種苛刻度計算程序來進行實際綜合任務和加速試車循環的苛刻性對比。苛刻度的定義為在實際綜合任務與基準任務運轉時間相等的情況下，兩者損傷率之比，其數學模型為。
（%3）45（%6）47（%8）4（%3）95（ %6）97（ %8）9
式中，%———損傷率，故障次數 *時間，在零部件分析的基礎上獲得；
下腳注 3—
—總量；
下腳注 8—
—穩態的某一功率狀態；
下腳注 6———循環的功率瞬變；
下腳注 4———基準情況；
下腳注 9———新情況。
用總基準損傷率（%3），除上兩式可得苛刻度 :：
（:3）45" 5（:6）47（ :8）4
（ :3）95（ :6）97（:6）9
因此，苛刻度表示單位時間內的相對損傷，并且用穩態苛刻度鑒定穩態載荷因素和用循環苛刻度鑒定循環載荷因素。 .壽命試車和加速任務試車的比較目前，航空技術發達國家都編制和采用加速任務試車 %&’大綱代替全壽命試車大綱。
蘇聯給出某民航發動機加速任務試車 ;+相當于 2+，將全壽命試車的大功率狀態集中，用增加起飛和共振狀態下的工作時間來代替巡航狀態的較小負荷時間。整個壽命試車大綱由 )個階段組成，每階段 "+試 "<個階段，每階段 )+試 ,個階段，小于最大連續狀態的各巡航狀態工作時間占總壽命試車時間的 ;=。在加速任務試車程序中，每階段為 "+1>?9，共試 )個階段。起飛狀態工作時間比壽命試車中幾乎增加一倍，并規定在共振轉速下的工作時間約占總時間的 "=。加減速次速、引氣量、啟動（包括冷啟動）次數均與全壽命試車中的相同，均為 "1次。這兩個試車大綱的試車結果表明，發動機中所出現的缺陷、故障和磨損情況基本相同。
圖 < 0 02示出 @. A公司的 @"發動機的加速任務試車循環。一個循環的使用時間為 >?9，用 >?9來模擬典型航線的 ")>?9飛行使用循環，其加速試車循環較典型航線 •"B•
 
使用循環縮短了 "。模擬典型航線飛行循環經受的最惡劣的瞬變循環條件是加速任務試車的較好方法。

 

圖  % &’( )*++發動機的飛行循環和加速試車循環
我國對加速任務試車也進行了廣泛研究，在幾個機種上進行實踐。例如對某渦槳發動機采用了 ’++,模擬 *+++,的加速任務試車，并且還研究了壽命取決于持久強度的零、部件的考核方法，按照邁納原理，利用零、部件的持久強度曲線查出它的持久極限壽命。將零件所承受的不同溫度和應力，換算成當量壽命 -的數學表達式為：
* 10
-./()
0.* )0
式中，/———加載狀態數目，即不同工作狀態數；)0—
——在 2•" 0345應力和 60溫度下，利用持久強度曲線確定的零、部件極限壽命值，其中 " 0345為最大工作應力， 2 .789為安全系數（強度儲備）；
10 ———單個工作狀態占總工作時間的百分比。某渦槳發動機渦輪工作葉片的 10值。根據表中數據，便可計算出發動機的總壽命 -： *
-. . 9*&,
+8+7 +87* +8’9 +8*" +8*7 +8+; +8+’
:: ::::
7++ 7’++ 79++ *+9 *+9 *+9 *+9
該發動機壽命為 9+++,，這說明應用此法來檢驗零、部件的工作能力是具有一定準確性的。加速任務試車還要在發動機研究中不斷改進完善，特別是實測發動機飛行載荷譜和精確確定零部件溫度和應力，是提高加速任務試車可靠性的重要途徑。
•*+;9•

 

第三節 發動機結構完整性主要考核試驗
一、低循環疲勞試驗
低循環疲勞是發動機故障的主要形式。據統計，它約占發動機故障總數的 "。低循環疲勞循環次數在 %& ’ %(范圍內，它具有以下特點：循環應力較高，每次循環產生塑性變形；裂紋多從應力集中區開始，由于裂紋擴展而引起斷裂；不能采用 )*+（應力—轉速）曲線來評定壽命，由于熱沖擊引起的熱疲勞也屬于低循環疲勞。
發動機通用規范中規定了冷端和熱端部件的循環壽命。冷端壽命應以使用部門對系統所規定的工作循環為依據；熱端循環數為冷端的一半，為了驗證設計壽命，要進行發動機整機和部件的低循環疲勞試驗。
%,發動機低循環疲勞試驗
結構完整性大綱中規定采用每次飛行經歷一次的 一最大一 （ -型）循環，如圖 . *&
*&所示。但是這種循環與飛行任務載荷無關。發動機通用規范中作了更改，建立在實際的疲勞估計基礎上，并包括慢車一最大一慢車（型）循環，如圖 .*& *&（ /）所示。 型循環也稱熱循環。
發動機低循環疲勞試驗還可以通過使壓氣機和風扇承受最大機械應變范圍的辦法來評價這些部件的結構特性。通過發動機低循環疲勞試車能夠得出實用的部件修理準則，并對重新設計的部件的結構可靠性做出補充評價。

圖 . *& *&發動機低循環疲勞試驗循環采用加速任務試車，能更加全面地模擬實際使用中的低循環疲勞、蠕變和應力斷裂情況，比起單純的低循環疲勞和壽命循環試車，更加提高了對發動機耐久性的考核能力。圖 . *& *(示出 0%%發動機的試車循環，進行低循環疲勞試驗的目的是通過應變循 •%21•
　
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